CA2335929A1

CA2335929A1 - Spiral cylindrical wing tip

Info

Publication number: CA2335929A1
Application number: CA002335929A
Authority: CA
Inventors: Christian Hugues
Original assignee: Individual
Current assignee: Individual
Priority date: 1998-07-02
Filing date: 1999-07-02
Publication date: 2000-01-13
Also published as: AU4621699A; FR2780700B1; WO2000001580A1; FR2780700A1; BR9912513A; WO2000001580B1; EP1091870A1

Abstract

The invention concerns a device in the form of a spiral cylindrical cavity, mobile or fixed, capable of being adapted to the tip of all carrier profiles, in particular to aeroplanes and gliders or craft requiring lifting capacity in its displacement, for reducing induced drag, increasing thrust and reaching in flight or lift, low speed levels with wide angles of incidence and high speed levels in cruising degree. The invention enables to use for similar performances or for initial performances weaker traction systems for longer and faster flights using less fuel and/or using larger loads. Moreover, said device enables to considerably and artificially increase a wing extension while preserving the same profile and the initial aerodynamics of an aeroplane in flight or of a levitating craft using lifting capacity up to subsonic speed.

Description

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EQUILIBREUR DE PRESSION A ECOULEMENT CONTROLE
La présente invention concerne un dispositif ayant la forme d'une' cavité cylindrique en spirale, mobile ou pas, pouvant s'adapter en extrémité d'aile à tous profils porteurs, en particulier aux avions et aux planeurs ou pour appareils demandant une portance accrue dans leur déplacement, permettant de réduire la trainée induite, d'augmenter la poussée et d'atteindre en vol ou en sustentation, de basses vitesses aux grands angles d'incidence et de grandes vitesses en palier croisière. Le résultat de cette invention permet d'utiliser, aux performances initiales, de plus faibles motorisations, de faire des trajets plus longs et plus vite tout en consommant moins de carburant, d'utiliser des charges plus importantes.
En outre, ce dispositif permet d'augmenter considérablement et artificiellement l' allongement d' une aile tout en conservant son méme profil et l'aérodynamique initiale d'un avion ou d'un appareil en sustentation à vitesse subsonique.
Tout objet se déplaçant dans l'air provoque une trainée qui est la composante para1181e à la direction de l'écoulement. La 2o tramée a toujours posé problèmes pour voler et tous les ingénieurs s'escriment à réduire cette résistance sur toutes les parties d'un avion. Un avion sans aucune trainée est une pure utopie. Pour faire voler un avion, c'est simple, il suffit d'adapter une force propulsive ou tractive égale à sa traînée.
I1 existe plusieurs sortes de trainées sur un avion mais dans ce cas précis nous nous intéresserons à la tramée induite.
Toujours dirigée parallèlement au vent relatif(12). C'est la cause principale des tourbillons de bord de fuite(2): l'air passe sur l'extrados(5) d'une aile tend à s'écouler vers l'intérieur. I1 en est ainsi parce que la pression sur l'extrados(5) est plus faible que la pression à l'extérieur des bouts d'ailes. D'autre part, l'air en dessous de l'aile s'écoule vers l'extérieur parce que la pression sur l'intrados(6) est plus grande que celle qui règne à l'extérieur des bouts d'ailes, l'air cherche donc continuellement à contourner l'extrémité des ailes, de l'intrados(6) à l'.extrados(5). La façon peut-être d'expliquer pourquoi un allongement élevé est meilleur qu'un allongement faible serait de dire que plus l'allongement est grand, plus la proportion d'air qui s'échappe par les bouts d'ailes est faible et l'air qui contourne les bouts d'ailes .-. . __._ °.~.~v'J:;a~~ r <

PRESSURE BALANCER WITH CONTROLLED FLOW
The present invention relates to a device having the in the form of a cylindrical spiral cavity, mobile or not, can be adapted at the wing end to all load-bearing profiles, in particular for airplanes and gliders or for aircraft requiring increased lift in their movement, allowing reduce induced drag, increase thrust and reach in flight or in lift, low speeds at large angles of incidence and high speeds in level cruise. The result of this invention makes it possible to use, with initial performance, lower powertrains, to do longer and faster journeys while consuming less fuel, to use larger loads.
In addition, this device makes it possible to considerably increase and artificially the lengthening of a wing while preserving its same profile and the initial aerodynamics of an airplane or lifting device at subsonic speed.
Any object moving in the air causes a trail which is the component para1181e to the direction of flow. The 2o halftone has always been a problem to fly and all engineers try to reduce this resistance on all parts of an airplane. A plane without any drag is pure Utopia. To fly an airplane, it's simple, just to adapt a propulsive or tractive force equal to its drag.
There are several kinds of drag on an airplane but in this specific case we will be interested in the induced halftone.
Always directed parallel to the relative wind (12). It is the main cause of trailing edge vortices (2): air passes over the upper surface (5) of a wing tends to flow towards the interior. I1 this is so because the pressure on the upper surface (5) is lower than the pressure outside the wing tips. On the other hand, the air below the wing flows outward because the pressure on the lower surface (6) is larger than that which prevails outside the tips of wings, the air therefore continually seeks to bypass the end of the wings, from the lower surface (6) to the upper surface (5). The way maybe explain why high aspect ratio is better than weak elongation would be to say that the more the elongation is large, the greater the proportion of air which escapes by the ends of wings is weak and the air which bypasses the tips of wings .-. . __._ °. ~. ~ V'J:; a ~~

2 n'est plus là pour produire de la portance, c'est ce qu'on appelle parfois "une perte marginaleN.
Comme les deux écoulements, celui de l'extrados(5) et celui de l'intrados(6), se rencontrent en bord de fuite(2) sous un certain angle, ils forment des tourbillons qui tournent dans le sens horaire, vus de l'arrière, derrière l'aile gauche et dans le sens anti-horaire derrière l'aile droite. Tous les tourbillons d'un méme c6té tendent à se rejoindre pour former un seul grand tourbillon qui s'échappe de chaque bout d'aile et ces 1o deux grands tourbillons s'appellent les tourbillons marginaux(10).
La plupart des pilotes ont vu, ou plus précisément, la partie centrale de ceux-ci rendue visible par la condensation car l'humidité .de l'air se condense à cause de la chute de pression dans le coeur du tourbillon. I1 ne faut pas confondre ces tramées avec la condensation produite par les gaz éjectés des moteurs en haute altitude.
Si l'on considère maintenant le sens de rotation de ces tourbillons,, on s'aperçoit qu'il y a un courant d'air vers le 2o haut à l'extérieûr de l'envergure des ailes et un courant d'air vers le bas en arrière du bord de fuite. I1 ne faut pas confondre ce courant d'air vers le bas avec la déflexion qui se produit.normalement. Dans ce dernier cas, la déflexion vers le bas s'accompagne toujours vers le haut en avant de l'aile si bien que la direction finale de l'écoulement n'est pas modifiée.
Mais dans le cas des tourbillons marginaux(10), la déflexion vers le haut se produit à l'extérieur de l'aile et non pas en avant d'elle, si bien que l'écoulement quittant l'aile est en fin de compte dirigé vers le bas et par conséquent, la portance, 3o qui agit perpendiculairement à l'écoulement, est légèrement inclinée vers l'arrière et contribue à la trainée. Cette partie de la trainée s'appelle la trainée induite.
Cette traînée induite est inversement proportionnelle au carré de la vitesse, alors que le reste de la traînée est directement proportionnel au carré de la vitesse.
Ce qui donne pratiquement: plus la vitesse de l'avion est faible plus l'angle d'attaque de la corde du profil(3) de l'aile devient important et plus le Cz est élevé. On comprend mieux que cette trainée induite est très faible à haute vitesse, 10% de la trainée totale, augmente en montée, 20% et plus de la trainée ~ci~~! L~ fi~z~~~I~fEE 2 is no longer there to produce lift, that's what we sometimes calls "a marginal loss.
Like the two flows, that of the upper surface (5) and that of the lower surface (6), meet at the trailing edge (2) under a certain angle they form vortices which rotate in the clockwise, seen from the back, behind the left wing and in counterclockwise behind the right wing. All vortices of the same dimension tend to join to form a single large vortex that escapes from each wing tip and these 1o two large vortices are called vortices marginal (10).
Most pilots saw, or more specifically, the central part of these made visible by condensation because the humidity of the air condenses due to the fall of pressure in the heart of the vortex. I1 should not be confused these screens with the condensation produced by the ejected gases engines at high altitude.
If we now consider the direction of rotation of these swirls, we notice that there is a draft of air towards the 2o high outside the wingspan and a draft down behind the trailing edge. I must not confuse this downward air flow with the deflection which normally. In the latter case, the deflection towards the bottom always goes up in front of the wing if although the final direction of flow is not changed.
But in the case of marginal vortices (10), the deflection upward occurs on the outside of the wing and not in before it, so that the flow leaving the wing is in ultimately run down and therefore lift, 3o which acts perpendicular to the flow, is slightly tilted back and contributes to drag. This part of drag is called induced drag.
This induced drag is inversely proportional to the velocity square, while the rest of the drag is directly proportional to the square of the speed.
Which practically gives: the faster the speed of the plane low plus the angle of attack of the wing profile chord (3) becomes important and the higher the Cz. We understand better that this induced drag is very low at high speed, 10% of the total drag, increases uphill, 20% and more of the drag ~ ci ~~! L ~ fi ~ z ~~~ I ~ FEE

3 totale et maximàle au décollage où elle peut atteindre jusqu'à
70% et plus de la trafnée totale.
Pour se donner une idée sur la puissance nécessaire pour s'opposer à cette tramée induite: il faut calculer la résistance de cette trainée induite en Newtons et la multiplier par la vitesse .de l'avion en mètres seconde, cela donne un résultat en Watts et il ne reste plus qu' à convertir ces Watts en chevaux pour obtenir ainsi l'équilibre à cette résistance qu'est la trainée induite.
l0 A partir de cette explication technique on va mieux comprendre l'application de ce dispositif quant à l'endroit o~l il va être va être fixé.
Le dispositif, selon l'invention, est fixé solidaire en bout d'aile. Fabriqué avec un matériau à la fois léger et extrêmement dense, en l'occurrence un alliage aluminium ou du titane ou encorè du composite comme la fibre de verre, le kévlar ou le carbone car sa solidité doit étre à l'épreuve d'un double flux provenant à la fois du vent relatif et de l'intrados de l'aile. Ces deux mouvements de flux vont s'activer à leur rencontre, se concentrer, s'éjecter.
Le dispositif selon l'invention, ayant la forme d'une cavité cylindrique en spirale(7), est fixé à l'extrémité de chaque aile, le long de la corde de profil(3) qu'on appelle profondeur(4) en mécanique du vol.
Selon l'invention, la fixation de cette cavité cylindrique en spirale(7) à l'extrémité de l'aile peut être monobloc ou mobile selon l'utilisation des paramètres de vol de l'avion.
L'entrée de cette cavité cylindrique en spirale(7) est positionnée à partir du bord d'attaque(1) de l'aile et dépasse le bord de fuite(2) d'au moins 1/3 à ~ voire plus la profondeur de l'extrémité de l'aile.

FEU'L! E I!110~'=iEF 3 total and maximum at takeoff where it can reach up to 70% and more of the total drag.
To give you an idea of the power needed to to oppose this induced screening: it is necessary to calculate the resistance of this induced drag in Newtons and multiply it by the speed of the plane in meters per second, this gives a result in Watts and all that remains is to convert these Watts horsepower to balance this resistance what is induced drag.
l0 From this technical explanation we get better understand the application of this device as to where o ~ l it's going to be going to be fixed.
The device according to the invention is fixed integral with wing tip. Made with a material that is both light and extremely dense, in this case an aluminum alloy or titanium or still composite like fiberglass, kevlar or carbon because its solidity must be double tested flow from both the relative wind and the lower surface of the wing. These two flow movements will activate at their meet, focus, eject.
The device according to the invention, having the form of a spiral cylindrical cavity (7), is fixed to the end of each wing, along the profile rope (3) which is called depth (4) in flight mechanics.
According to the invention, the fixing of this cylindrical cavity spiral (7) at the end of the wing can be in one piece or mobile according to the use of the aircraft's flight parameters.
The entry of this cylindrical spiral cavity (7) is positioned from the leading edge (1) of the wing and protrudes the trailing edge (2) of at least 1/3 to ~ or even more depth from the tip of the wing.

FEU'L! EI! 110 ~ '= iEF

4 EQUILIBREUR DE PRESSION A ECOULEMENT CONTROLE FIXE:
Vue de profil gauche, du saumon d'aile vers l'emplanture bord d'attaque à droite: l'entrée du dispositif est taillée en biseau(11) à partir du bord d'attaque(1) vers le bas et vers le bord de fuite(2), ceci en ce qu'elle puisse aborder des angles d'attaque importants aux basses vitesses et permettre ainsi l'alimentation constante du flux d'air au vent relatif(12). En prenant comme référence la corde de profil(3) c8té bord d'attaque(1) vers le bord de fuite(2) , cet angle peut atteindre l0 45° voire plus si cela est nécessaire ou si l'avion peut se permettre de plus grandes incidences de vol.
Vue de face, saumon à gauche et emplanture à droite, c8té
bord d'attaque(1): fixée sur l'extrémité de l'aile et sur toute sa profondeur(4), le début de la spirale de la cavité
cylindrique(7) commence en continuité de l'intrados(6) de l'aile et sur toute sa profondeur ( 4 ) en dépassant le bord de fuite ( 2 ) d'au moins 1/3 à ~ voire plus la profondeur(4) de l'aile.
Dans un mouvement concentrique(23) de l'extrémité de l'aile vers l'intrados(6) de l'aile, la fin de la spirale de la cavité
cylindrique(7) est représentée par sa tangente(26) parallèle à
l'intrados(6). L'espace entre le début et la fin de la spirale détermine l'épaisseur(27) du flux d'air qui peut-âtre rectiligne (27a) ou hélicoïdale (27b). Ceci en ce que la surpression(9) provenant de l'intrados(6) puisse s'engouffrer dans cette fente longitudinale sans refoulement. Cette épaisseur de flux d'air(27) provenant de l'intrados(6) détermine un espacement d'écoulement.. Cet écoulement linéaire en surpression(9) passe entre la tangente(26) du bord de l'extrémité de la fin de la spirale et l'intrados(6) de l'aile vers le début de la spirale .
Cette épaisseur d'écoulement(27) rectiligne(27a) ou hélicoïdale(27b) peut-âtre calculée à partir du profil de l'aile, de~ sa .surface alaire, de son allongement, de son effilement, des vitesses en palier maximum et basses vitesses aux grands angles etc...
Vue de profil droit, de l'emplanture vers le saumon d'aile, bord d'attaque(1) à gauche, bord de fuite(2) à droite: selon l'invention,, les deux bords de la spirale du dispositif sont fixés entre eux et solidement à l'intrados(6) par deux ou plusieurs tiges ou fixations rondes(24) espacées entre elles à
l'endroit de l'écoulement, de manière à diminuer la résistance aux deux flux provenant de directions différentes:
FEUfI~ E i~.~IOC?ü'~~

flux longitudinal du vent relatif(13) pénétrant de face et flux latéral(14) provenant de la surpression(9) de l'intrados(6), dévié par le vent relatif(12) vers le bord de fuite(2) de la cavité cylindrique en spirale(7)et à la rencontre de ces deux 4 FIXED CONTROL FLOW PRESSURE BALANCER:
Left profile view, wing salmon towards the root leading edge on the right: the entry of the device is cut in bevel (11) from the leading edge (1) downwards and towards the trailing edge (2), in that it can approach angles of attack at low speeds and thus allow the constant supply of the air flow to the relative wind (12). In taking as reference the profile rope (3) on board leading (1) towards the trailing edge (2), this angle can reach l0 45 ° or more if necessary or if the plane can be allow greater incidences of theft.
Front view, salmon on the left and root on the right, c8té
leading edge (1): fixed on the end of the wing and on all its depth (4), the beginning of the cavity spiral cylindrical (7) begins in continuity with the lower surface (6) of the wing and over its entire depth (4) beyond the trailing edge (2) at least 1/3 to ~ or more the depth (4) of the wing.
In a concentric movement (23) of the tip of the wing towards the lower surface (6) of the wing, the end of the cavity spiral cylindrical (7) is represented by its tangent (26) parallel to the lower surface (6). The space between the beginning and the end of the spiral determines the thickness (27) of the air flow which may be straight (27a) or helical (27b). This in that the overpressure (9) from the lower surface (6) can rush into this slot longitudinal without backflow. This flux thickness air (27) from the lower surface (6) determines a spacing This linear overpressure flow (9) passes between the tangent (26) of the edge of the end of the end of the spiral and lower surface (6) of the wing towards the beginning of the spiral.
This straight flow thickness (27) (27a) or helical (27b) can be calculated from the profile of the wing, ~ its wing surface, its elongation, its tapering, maximum and low level speeds at wide angles etc ...
Right profile view, from the root to the wing salmon, leading edge (1) on the left, trailing edge (2) on the right: according to the invention, the two edges of the spiral of the device are fixed together and securely to the lower surface (6) by two or several rods or round fasteners (24) spaced apart at the place of the flow, so as to decrease the resistance to the two flows coming from different directions:
FEUfI ~ E i ~. ~ IOC? Ü '~~

longitudinal flow of the relative wind (13) penetrating from the front and flow lateral (14) coming from the overpressure (9) of the lower surface (6), deflected by the relative wind (12) towards the trailing edge (2) of the cylindrical cavity in spiral (7) and at the meeting of these two

5 flux: l'un longitudinal avec une force linéaire, celui du vent relatif(12) et l'autre latéral(14) ayant tendance à
compresser(22) le premier dans un mouvement consécutif compacte, hélicoYdal et annulaire. Sorte de réaction qui s'accélère jusqu'à l'éj~ction(21).
l0 Cette éjection(21) est d'autant plus forte que la vitesse en palier est importante ou que l'incidence est forte aux basses vitesses(15).
Étant donné qu'en entrée ~t en sortie du dispositif le flux est plus ou.moins linéaire face au vent relatif à l'entrée au bord d'attaque(1) et en sortie vers le bord de fuite(2) à
l'éjection. Il est très important d'assurer la canalisation de ces fluides sans les perturber de trainées. I1 est aussi important que le dispositif soit d'une résistance à toutes épreuves aux forces qui s'exercent sur la spirale. Pour apporter la solution à ces deux probl8mes, un profilé laminaire(25) de faible profondeur maintient solidaire et monobloc en son milieu et verticalement (en tenant compte que l'entrée du dispositif est taillée en biseau) la cavité cylindrique en spirale â
l'extrémité de l'aile. Fixé donc verticalement à 90° de la corde de profil de l'aile à partir du bord d'attaque de l'extrémité de l'aile, il rejoint à 90° la tangente de la spirale déterminant l'espace laissé au flux d'air intrados et pour finir fixé dans le bas de la concavité, à 90° de la tangente.
Vue de dessus: parce qu'il gère une grande quantité de tourbillons marginaux(10), l'avion équipé de ce dispositif à
chaque extrémité d'aile peut se présenter à de très fortes incidences de vol en basses vitesses(15) ou de se présenter à
faible incidence avec grandes vitesses(16) bien chargé. Ces configuratiôns, génèrent une grande quantité d'air provenant de face au vent relatif(12) et de c8té provenant de l'intrados(6).
Le premier flux pénètre naturellement et a tendance à
compresser(22) le second, en biais, provenant latéralement de la surpression(9) de l'intrados(6) de l'aile et sur toute sa profondeur ( 4~) .
C'est pourquoi le dispositif, d'après l'invention, doit dépasser du bord de fuite d'au moins de 1/3 à ~ voire plus, en EEljfa ~ E Et~~'~~si=1EE

~6 ce qu'il facilite l'éjection(21) surcompressée de ces deux flux d'air.
Dispositif mis en place, selon l'iavention, cela donne une nouvelle forme aérodynamique en bout d'aile, un peu comme un bidon d'essence d'avion qu'on aurait rajouté, à la différence qu'il a uné forme de tuyère(l'7) dépassant d'un 1/3 é ~ voire plus le bord de fuite(2) de l'extrémité de l'aile.
Explication de cette prolongation par un rappel sur la tramée induite: la surpression(9) continue de l'intrados(6) a l0 une forte tendance à rejoindre naturellement la dépression(8) à
l'extrados(5~) en bord de fuite(2) et vers l'extrémité de l'aile pour provoquer ce qu'on appelle le tourbillon marginal(10). Méme avec ce dispositif pour que l'éjection(21) se fasse dans les meilleurs conditions, sans être happée plus loin par la dépression(8) de l'extrados(5), il devient logique de s'écarter de ce problème en prolongeant le dispositif pour qu'il n'en soit pas affecté et obtenir le meilleur résultat.
Pour avoir une idée de l' endroit o~3 doit commencer : cette prolongation(18) de bord de fuite(2) de l'aile allant jusqu'au bord de fuite de la cavité cylindrique en spirale(7), il faut reporter la~longueur du dispositif qui dépasse du bord de fuite de l'aile dans le direction de l'emplanture et en tracer l'hypoténuse, angles arrondis. De ce fait, les flux et résidus de flux latéraux et frontaux sont guidés jusqu'à l'éjection.
Selon l'invention, à l'intérieur de la cavité cylindrique en spirale(7~) et. dans la partie dépassant de 1/3 à ~ voire plus jusqu'à la sortie de flux, le dispositif fixe ou mobile est équipé de fines lamelles aérodynamiques(39). Dépassant de peu dans la concavité, elles sont fixées verticalement à 90° de leur 3o tangente(26) et sont orientées sens bord d'attaque(1)/bord de fuite(2) de' l'aile, caractérisé en ce que cet équipement rectifie le mouvement centripète(23) de tous les flux arrivant dans cette zone et assure une éjection linéaire, puissante et directe en sortie et loin derrière le bord de fuite(2) de l'aile sans provoquer de retours de flux, inopinés ou pas, vers l'extrados(5). ' Selon l'invention, dans le dispositif fixe ou mobile, la pression engendrée par la vitesse de l'aile au vent relatif(12) et la surpression(9) provenant de son intrados(6), toutes deux concentrées vers un mouvement centripète(23) vers l'intrados(6) de l'aile e't dans la cavité cylindrique en spirale(7) ayant FEC.~IL~ E ~/IG~!;-''-~

fatalement pour résultat une compression centrifuge su carré de sa vitesse dans la surface de la spirale. Caractérisé en ce que et à cet effet, le dispositif est équipé de soupapes(40) de sécurité placées aux endroits les plus sollicités. Elles sont intégrées ,c8té intrados, dans l'épaisseur de la spirale afin de minimiser les trainées parasites. L'échappement de ces soupapes(40) étant dirigé vers le haut, c'est à dire vers l'intrados(6), pour que la dépression(8) entraine dans son mouvement ces trainées parasites au moment o~1 elles se 1o produisent .
Selon l'invention, le dispositif fixe ou mobile, agissant comme un venturi à l'instar d'une entrée d'air de carburateur, est prédestiné au givrage dans les basses couches par forte humidité, à cause du rapprochement température/point de rosée.
Caractérisé en ce que le dispositif est muni d'un système de chauffage dans toute l'épaisseur de la spirale et sur toute sa longueur, genre résistance électrique, glycol ou autres déjà
utilisés dans l'aéronautique, ce givre ou cette glace sera neutralisée dës sa formation.
FEUILLE Pv9C~~tFi!~E

EQUILIBREUR DE PRESSION A ECOULEMENT CONTROLE MOBILE:
Vue d'ensemble en perspective cavalière: ce dispositif, selon l'invention est similaire à la cavité cylindrique en spirale . fixe, é la différence qu' il soit mobile pour permettre aux avions d'un certain tonnage de doser avec précision cette trainée induite dans tous les cas. de figure de vol, en l'occurrence, le dispositif presque fermé vers l'intrados(6) de l'aile tangente(26) laissant passer 10% de la tramée induite pour les vols üe croisière. Ce positionnement presque fermé
lo provoque à l'éjection le résultat suivant: le flux tournant sans fin dit annulaire est connu pour étre d'un allongement infini ayant pour conséquence aucune trainée en sortie de flux, ou grand ouvert tangente(26) laissant passer la forte surpression de l'intrados avec plus de 70% de tra2née induite aux décollages, positionnement commandé soit par le pilote soit par un système électronique automatique synchronisé réagissant aux incidences de vol: pour une faible incidence en vitesse de croisière(28), pour une moyenné incidence en montée(29) et pour une forte incidence en basse vitesse(30).
Selon l'invention, le dispositif mobile est fixé par une charnière(31) ~ partir du début de la spirale c8té extrémité de l'aile. Cette charnière(31) part du bord d'attaque de l'aile jusqu'au bord de fuite de la cavité cylindrique en spirale(7).
Selon 'l'invention, de méme que le dispositif fixe, la cavité cylindrique est enroulée centripète(23) vers l'intrados(6) de l'aile. La fin de la spirale de la cavité
cylindrique(7) est représentée par sa tangente(26) para1181e à
l' intrados ( 6 ) . L' espace entre le début et la fin de la spirale détermine l:épaisseur(27) du flux d'air. Ceci en ce que la 3o surpression(9) provenant de l'intrados(6) puisse s'engouffrer dans cette fente longitudinale sans refoulement. Cette épaisseur de flux d'air(27) rectiligne(27a) ou hélicoidale(27b) provenant de l'intrados(6) détermine un éspace d'écoulement, par rapport à
sa vitesse et son incidence de vol. Cet écoulement linéaire en surpression(9) passe entre la tangente(26) du bord de l'extrémité de~la fin de la spirale et l'intrados(6) de l'aile vers le début de la spirale, le système du réglage mobile du dispositif intervient:
Au lieû d'âtre fixée par des tiges ou fixations rondes(24) 4o directement à l'intrados(6) pour ne laisser passer qu'une épaisseur du flux dépressionnaire latéral(14) pour toutes les FE~JÜ.LE f.rCGis=!EE

situations tie vol, la cavité cylindrique en spirale(7) est maintenue par deux ou plusieurs biellettes(36) cylindriques sur toute ~ sa longueur. Ces biellettes(36) goupillées(37) et clipsées(38) é chaque extrémité, elles vont rejoindre une barre de transmission(33) logée dans l'aile.
Logée dans une partie de la profondeur de l'aile, cette barre de transmission(33) est fixée sur deux ou plusieurs glissières en, queue d'aronde contenues et auto-lubrifiées, lesquelles coulisseront, sens emplanture-dispositif-emplanture, l0 dans des glissières en queue d'aronde contenantes également auto-lubrifiées.' AprBs quoi, il ne reste plus qu'à positionner le vérin au milieu d'une autre barre de transmission(33), fixée elle, de l'autre cbté, sur l'ensemble des glissières en queue d'aronde contenues auto-lubrifiées.
Ce qui'donae au fonctionnement, un mouvement de réglage puissant, dosé, précis et rectiligne de toute la cavité
cylindrique en spirale au passage des deux flux: vent relatif et dépression latérale d'intrados.
A l'exception des biellettes(36) et de leurs fixations, tout le reste du fonctionnement pour la mobilité du système se loge dans l'aile, le but fondamental de l'aérodynamique se concentre toujours à minimiser les trainées parasites.

FEUi!! E ~~~E~jri'-'E

Nomenclature des dessins ci-dessous, 1 Bord d'attaque -2 Bord de fuite -3 Corde de profil -5 4 Profondeur -5 Extrados -5 flows: one longitudinal with a linear force, that of the wind relative (12) and the other lateral (14) tending to compress (22) the first in a compact consecutive movement, helical and annular. Kind of accelerating reaction until ej ~ ction (21).
l0 This ejection (21) is all the stronger as the speed level is important or the incidence is strong at low gears (15).
Given that at the input ~ t at the output of the device, the flow is more or less linear facing the wind relative to the entry to the leading edge (1) and out towards the trailing edge (2) at ejection. It is very important to ensure the channeling of these fluids without disturbing them from streaks. He is also important that the device be of resistance to all tests with the forces which are exerted on the spiral. To bring the solution to these two problems, a laminar profile (25) of Shallow depth maintains solidarity and monobloc in the middle and vertically (taking into account that the input of the device is beveled) the cylindrical spiral cavity â
the tip of the wing. So fixed vertically at 90 ° to the rope wing profile from the leading edge of the tip of the wing, it joins at 90 ° the tangent of the determining spiral the space left for the lower air flow and finally fixed in the bottom of the concavity, 90 ° from the tangent.
Top view: because it manages a large amount of marginal vortices (10), the airplane equipped with this device each wing tip may present itself to very strong incidences of flight at low speeds (15) or at low incidence with high speeds (16) well loaded. These configurations, generate a large amount of air from facing the relative wind (12) and from the side coming from the lower surface (6).
The first flow penetrates naturally and tends to compress (22) the second, at an angle, coming laterally from the overpressure (9) of the lower surface (6) of the wing and on all of its depth (4 ~).
This is why the device, according to the invention, must exceed the trailing edge by at least 1/3 to ~ or more, EEljfa ~ E And ~~ '~~ if = 1EE

~ 6 which it facilitates the overcompressed ejection (21) of these two flows of air.
Device set up, according to iavention, this gives a new aerodynamic shape at the wing tip, a bit like a can of plane fuel that we would have added, unlike that it has a form of nozzle (the 7) exceeding a 1/3 é ~ or plus the trailing edge (2) of the wing tip.
Explanation of this extension by a reminder on the induced screen: the continuous overpressure (9) of the lower surface (6) has l0 a strong tendency to naturally join depression (8) at the upper surface (5 ~) at the trailing edge (2) and towards the end of the wing to cause what is called the marginal vortex (10). Same with this device so that the ejection (21) takes place in the better conditions, without being caught further by the depression (8) of the upper surface (5), it becomes logical to move away of this problem by extending the device so that it is not not affected and get the best result.
To get an idea of where ~ 3 should start: this trailing edge extension (18) (2) of the wing extending to trailing edge of the spiral cylindrical cavity (7), transfer the length of the device which exceeds the trailing edge wing in the direction of the root and draw the hypotenuse, rounded angles. As a result, flows and residues lateral and frontal flows are guided until ejection.
According to the invention, inside the cylindrical cavity spiral (7 ~) and. in the part exceeding 1/3 to ~ or more until the flow exit, the fixed or mobile device is fitted with thin aerodynamic strips (39). Exceeding by little in the concavity, they are fixed vertically 90 ° from their 3o tangent (26) and are oriented leading edge (1) / edge of leak (2) of the wing, characterized in that this equipment rectifies the centripetal movement (23) of all incoming flows in this area and provides a linear, powerful and direct at exit and far behind the trailing edge (2) of the wing without causing flows, unexpected or not, to the upper surface (5). '' According to the invention, in the fixed or mobile device, the pressure generated by the speed of the wing in relative wind (12) and the overpressure (9) coming from its lower surface (6), both concentrated towards a centripetal movement (23) towards the lower surface (6) wing and in the cylindrical spiral cavity (7) having FEC. ~ IL ~ E ~ / IG ~!; -''- ~

inevitably the result is a squared centrifugal compression of its speed in the surface of the spiral. Characterized in that and for this purpose, the device is equipped with valves (40) of safety placed in the most requested places. They are integrated, bottom side, in the thickness of the spiral in order to minimize parasitic streaks. The exhaust of these valves (40) being directed upwards, i.e. towards the lower surface (6), so that the depression (8) causes movement these parasitic streaks at the time when ~ 1 they 1o produce.
According to the invention, the fixed or mobile device, acting like a venturi like a carburetor air inlet, is predestined for icing in the lower layers by strong humidity, due to the approximation temperature / dew point.
Characterized in that the device is provided with a heating throughout the thickness of the spiral and over its entire length, like electrical resistance, glycol or others already used in aeronautics, this frost or this ice will be neutralized upon its formation.
SHEET Pv9C ~~ tFi! ~ E

MOBILE CONTROL FLOW PRESSURE BALANCER:
Overview in perspective: this device, according to the invention is similar to the cylindrical cavity in spiral. fixed, except that it is mobile to allow planes of a certain tonnage to precisely dose this induced drag in all cases. of flight figure, in the occurrence, the device almost closed towards the lower surface (6) of the tangent wing (26) allowing 10% of the induced screen to pass for cruise flights. This almost closed positioning lo causes the following result on ejection: the rotating flow without end said annular is known to be of infinite elongation resulting in no drag at the end of the flow, or wide tangent open (26) allowing the high overpressure to pass of the lower surface with more than 70% of induced drag takeoffs, positioning controlled either by the pilot or by a synchronized automatic electronic system reacting to flight incidences: for a low incidence in speed of cruise (28), for an average uphill incidence (29) and for a high incidence at low speed (30).
According to the invention, the mobile device is fixed by a hinge (31) ~ from the beginning of the spiral c8té end of the wing. This hinge (31) starts from the leading edge of the wing to the trailing edge of the cylindrical spiral cavity (7).
According to the invention, as well as the fixed device, the cylindrical cavity is wound centripetal (23) towards the lower surface (6) of the wing. The end of the cavity spiral cylindrical (7) is represented by its tangent (26) para1181e to the lower surface (6). The space between the beginning and the end of the spiral determines the thickness (27) of the air flow. This in that the 3o overpressure (9) from the lower surface (6) can rush in this longitudinal slot without backflow. This thickness straight (27a) or helical (27b) air flow (27) from of the lower surface (6) determines a flow space, with respect to its speed and incidence of flight. This linear flow in overpressure (9) passes between the tangent (26) of the edge of the end of ~ the end of the spiral and the lower surface (6) of the wing towards the beginning of the spiral, the mobile adjustment system of the device intervenes:
To the hearth fixed by rods or round fixings (24) 4o directly on the lower surface (6) to let only one pass thickness of the lateral low pressure flow (14) for all FE ~ JÜ.LE f.rCGis =! EE

tie flight situations, the cylindrical spiral cavity (7) is held by two or more cylindrical rods (36) on all ~ its length. These pinned rods (36) (37) and clipped (38) at each end, they will join a bar transmission (33) housed in the wing.
Housed in part of the depth of the wing, this transmission bar (33) is fixed on two or more slides, dovetail contained and self-lubricated, which will slide, rooting-device-rooting direction, l0 in dovetail slides also containing self-lubricated. ' After which, all that remains is to position the cylinder at the the middle of another transmission bar (33), which is fixed the other side, on all the dovetail slides self-lubricating contents.
What'donae to the operation, a movement of adjustment powerful, balanced, precise and straight across the entire cavity cylindrical in spiral with the passage of the two flows: relative wind and lateral depression of lower surface.
With the exception of the rods (36) and their fixings, all the rest of the functioning for the mobility of the system is lodges in the wing, the fundamental purpose of aerodynamics is Always focus on minimizing parasitic streaks.

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List of drawings below, 1 Leading edge -2 trailing edge -3 Profile rope -5 4 Depth -5 Extrados -

6 Intrados .
-6 Intrados.
-

7 Cavit cylindrique en spirale -7 Spiral cylindrical cavit -

8 Dpression.
-10 9 Surpression -10 Tourbillon marginal -11 Biseau.
-12 Vent relatif -13 Flux du vent relatif -14 - Flux dpressionnaire latral d'intrados 15 - Forte incidence aux basses vitesses 16 - Faible incidence aux grandes vitesses 17 - Tuyre 18 - Prolongement 19 - Hypotnuse 20 - Angles arrondis .

21 - Ejection 22 - Compression 23 - Enroul centripte 24 - Tiges ou fixations rondes 25 - Fixation verticale plate 26 - Tangente 27 - paisseur de la surpression d'intrados 27a paisseur rectiligne 27b - paisseur hlicodale 28 - Positionnement vitesse de croisire, faible incidence 29 - Positionnement vitesse de monte, moyenne incidence 30 - Positionnement basse vitesse, forte incidence 31 - Charnire ~ 32 - Vrin 33 - Barre de transmission 34 - Glissires en queue d'aronde contenue auto-lubrifie 35 - Glissires en queue d'aronde contenante auto-lubrifie 36 - Biellette 37 - Goupille 38 - Clips 39 - Lamelles 40 - Soupapes FEUILLE ~10~;~'~EE

La figure 1 est une vue de profil gauche montrant l'emplacement du dispositif fixe par rapport à l'extrémi.té de l'aile.
La figure 2 est une vue de face montrant l'emplacement du dispositif fixe ~ l'extrémité de l'aile, c8té bord d'attaque.
La figure 3 est une vue de profil droit montrant l'emplacement du dispositif fixe par rapport à l'extrémité de l'aile vue en coupe. ' La figure 4 est une vue de dessus montrant l'extrados de lo l'extrémité de l'aile et l'emplacement du dispositif fixe avec sa prolongation et sa tuyère en bord de fuite.
La figure 5 est une vue arrière de la fixation montrant le dispositif mobile et son principe de mobilité.
La figure 6 est une vue de face montrant le mouvement des fluides et réaction de la soupape sur un dispositif fixe.
la figure 7 est une vue AA en coupe grossie du dispositif mobile montrant l'emplacement du principe de mobilité
dispositif/intérieur de l'aile.
La figure 8 est une vue de dessus montrant la fixation du dispositif mobilé dispositif/intérieur de l'aile.
La figure 9 est une vue de face/perspective cavalière éclatée/grossie du dispositif mobile montrant l'emplacement des soupapes au mouvement du fluidé rectiligne ou hëlicoïdal.
La figure 10 est une vue de profil droit du dispositif mobile montrant la fixation et l'emplacement du principe de mobilité.
La figure 11 est une vue de face du dispositif mobile montrant son positionnement, avion en vitesse de croisière.
La figure 12 est une vue de face du dispositif mobile montrant son positionnement, avion en vitesse de montée.
La figure 13 est une vue de face du dispositif mobile montrant son positionnement, avion à la vitesse de décollage.
FELiIi.LE t~~Gnit='~~E 8 Depression.
-10 9 Overpressure -10 Marginal tourbillon -11 Bevel.
-12 Relative wind -13 Relative wind flow -14 - Lateral lower pressure flow 15 - High incidence at low speeds 16 - Low incidence at high speeds 17 - Pipe 18 - Extension 19 - Hypotnuse 20 - Rounded angles.

21 - Ejection 22 - Compression 23 - Centripte winding 24 - Round rods or fixings 25 - Flat vertical fixing 26 - Tangent 27 - thickness of the overpressure 27a straight thickness 27b - hlicodal thickness 28 - Cruising speed positioning, low incidence 29 - Positioning ascent speed, medium incidence 30 - Low speed positioning, high incidence 31 - Hinge ~ 32 - Vrin 33 - Transmission bar 34 - Self-lubricating contained dovetail slides 35 - Self-lubricating containing dovetail slides 36 - Rod 37 - Pin 38 - Clips 39 - Slats 40 - Valves SHEET ~ 10 ~; ~ '~ EE

Figure 1 is a left side view showing the location of the fixed device relative to the extremity of the wing.
Figure 2 is a front view showing the location of the fixed device ~ the wing tip, c8té leading edge.
Figure 3 is a right side view showing the location of the fixed device relative to the end of the wing seen in section. '' Figure 4 is a top view showing the upper surface of lo the end of the wing and the location of the fixed device with its extension and its nozzle on the trailing edge.
Figure 5 is a rear view of the binding showing the mobile device and its principle of mobility.
Figure 6 is a front view showing the movement of fluids and valve reaction on a stationary device.
Figure 7 is an enlarged sectional view AA of the device mobile showing the location of the mobility principle wing device / interior.
Figure 8 is a top view showing the attachment of the mobile device device / interior of the wing.
Figure 9 is a front view / perspective view exploded / enlarged mobile device showing the location of valves for the movement of the rectilinear or helical fluid.
Figure 10 is a right side view of the device mobile showing the attachment and location of the principle of mobility.
Figure 11 is a front view of the mobile device showing its positioning, plane at cruising speed.
Figure 12 is a front view of the mobile device showing its positioning, airplane at climb speed.
Figure 13 is a front view of the mobile device showing its positioning, airplane at takeoff speed.
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Claims

1) Wing of a carrier profile with a device for reduction of the induced halftone, said device being fixed or movable at the end of the wing, characterized in that said device has the shape of a spiral cylindrical cavity the along the chord (3) of the wing profile, where said cavity is defined by an envelope surface wrapped in the shape of a spiral (7) around an axis parallel to the rope (3), said spiral (7), view from leading edge (1) to trailing edge (2) in a plane perpendicular to the chord, begins in continuity of the lower surface (6) of the wing in a movement (23) of the end of the wing towards the lower surface (6), the end of the spiral being represented by its tangent (26) parallel to and below of the lower surface (6), and in that the front end of the device is positioned at the leading edge (1) so that an entry into the chord direction is positioned from the edge attack (1), and the spiral cylindrical cavity (7) protrudes the trailing edge (2) by at least 1/3 to 1/2 or even more the depth (4) from the wingtip and, when these two flows have tendency to compress (22), from the second to the first, to the low speeds and at wide angles, just as it is known that the induced drag is inversely proportional to the square of the speed, in a compact consecutive movement, the slot (27) is rectilinear (27a) or helical (27b) and depending on the intensity, the flow angle of the flow of this helical slot and the shape of the device may need to be modified by relation to the elongation and tapering of the wing surface in the liquid or gaseous fluid in which it moves, and also in relation to the reaction which accelerates until the ejection (21) all the stronger as the level speed is high or the speed is low.

2) "A wing according to" claim 1 characterized in that it can be fixed or mobile and that by reducing the drag induced, it increases thrust and artificially increases the lengthening of a wing while retaining its same profile, its shape and its initial wing aerodynamics.

3) "A wing according to" claim 1 or one any of the preceding claims characterized in that that it can be one-piece and integral with the wing or mobile also attached to the wing depending on the parameters used.

4) "A wing according to" claim No. 1 or one any of the preceding claims, making it possible to address to the relative wind from large angles of attack to low speeds and thus allow the constant feeding of the flow relative wind or relative wind(12), taking as reference the profile chord (3) on the leading edge side (1) towards the trailing edge(2), this angle can reach 45° or more if this is necessary or if the aircraft can afford more large incidences of flight, characterized in that salmon of wing or marginal edge towards the root leading edge to right, the inlet of the device is bevelled (11) at from the leading edge(1) down and towards the edge of leak(2).

5) "A wing according to" claim No. 1 or one any of the preceding claims, allowing to absorb the overpressure of the lower surface of the wing, which is detrimental to flight, characterized in that, centripetal wound (23) towards the underside(6) of the wing, the end of the cavity spiral cylindrical(7) is represented by its tangent(26) parallel to the intrados(6), and the space between the beginning and the end of the spiral determines the thickness (27) of the air flow, this in that the overpressure(9) coming from the intrados(6) can penetrate in this longitudinal slot without repression and this said thickness of air flow (27) coming from the lower surface (6) determines a linear overpressure flow gap (9) that passes between the tangent(26) of the edge of the end of the end of the spiral and the lower surface(6) of the wing towards the beginning of the spiral.

6) "A wing according to" claim No. 1 or one any of the preceding claims, allowing decrease the resistance of two flows coming from directions different: longitudinal flow of the relative wind(13) penetrating from face and lateral flow(14) resulting from the overpressure(9) of the lower surface(6), deflected by the relative wind(12) towards the edge of leakage(2) from the spiral cylindrical cavity(7), according to the invention, characterized in that, seen from the root towards the wingtip or marginal edge, leading edge(1) left, edge leakage (2) on the right, the two edges of the spiral of the device are fixed together to the lower surface (6) by two or more rods or fasteners (24) spaced apart at the location of flow.

7) "A wing according to" claim n ~ 1 or one any of the preceding claims, enabling it to be manufactured in different sizes characterized in that these sizes adapt to the air flows generated from the speed parameters or/and wing surfaces.

8) "A wing according to" claim n ~ 1 or one any of the preceding claims to be movable which allows with the exception of the rods (36) and their fixings, to house in the wing all the mechanical, hydraulic, pneumatic, electrical and electronic components and to ensure the mobility of the spiral cylindrical cavity, in order to minimize stray trails.

9) "A wing according to" claim n ~ 1 or one any of the preceding claims characterized in that that it allows by its solidity, to guide the gaseous fluid atmospheric, the air, which, exerting a force on the walls interiors of the spiral cylindrical cavity (7), when the flow of relative wind or relative wind(12) and the flow of the lower surface(6) of the wing penetrates into it and all the more when these two flows meet, self-activate between them, are concentrated by natural overpressure on the intrados(6) of the wing, cause a reaction by compression(22) and eject and, at all these stages, the management of these two fluids in motion which can be of different forces at the phases of flight, and that the device, fixed or mobile, fixed attached to the wing tip, must be made of a material with at the same time light, dense and very resistant, in this case a aluminum alloy or titanium or even a composite such as fiberglass, kevlar or carbon or other materials future very resistant, which leads to build a wing entirely also resistant to the forces exerted at its extremity to installing such a device.

10) "A wing according to" claim No. 1 or one any of the preceding claims characterized in that the pressure generated by the speed of the kite in the wind relative(12) and the overpressure(9) coming from its intrados(6), both concentrated towards a centripetal movement(23) towards the lower surface(6) of the wing and in the cylindrical cavity spiral(7) fatally resulting in compression centrifugal to the square of its speed in the surface of the spiral, for this purpose, the device is equipped with valves (40) of security placed in the most stressed places which are integrated into the thickness of the spiral to minimize parasitic streaks, on the intrados side, the exhaust of these valves (40) being directed upwards, that is to say towards the intrados(6), so that the depression(8) draws into its movement these parasitic streaks at the moment when they produce.

11) "A wing according to" claim No. 1 or one any of the preceding claims characterized in that inside the spiral cylindrical cavity and in the part that can exceed 1/3 to 1/2 or even more until the exit flow, the fixed or mobile device can be equipped with fine aerodynamic sipes protruding slightly into the concavity and fixed vertically at 90° from their tangent and oriented in the direction leading edge/trailing edge of the wing, such that this equipment rectifies the centripetal movement of all flows arriving in this zone and ensures a linear ejection, powerful and direct on exit and far behind the trailing edge of the wing without causing flow returns, unexpected or not, towards the extrados.

12) "A wing according to" claim No. 1 or one any of the preceding claims characterized in that that it is equipped with a heating system, resistance type electricity, glycol or hot air already used in aeronautics or other systems. future, in all the thickness, length and depth of the spiral, so that this is neutralized frost or ice as soon as it forms.